RU2432299C2

RU2432299C2 - Supersonic convertible aircraft

Info

Publication number: RU2432299C2
Application number: RU2009141053/11A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров (RU); Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2009-11-05
Filing date: 2009-11-05
Publication date: 2011-10-27
Also published as: RU2009141053A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Multipurpose supersonic convertible aircraft has airframe with low W-shaped wing smoothly conjugated with fuselage, power plant, wing nacelles, three-leg retractable landing gear with front and main legs. Proposed aircraft represents aerodynamic canard configuration with three pitch control surfaces. front horizontal tail, flaperons of center wing section and all-moving boards. Power plant comprises main and two extra turbojet bypass engines. It incorporates variable-sweep wings. Airframe is equipped with tail and wing boards, front horizontal tail and all-moving boards arranged on outer sides of two tail beams for braking, each provided with vertical tail fin. Fuselage features rhomb-shaped cross section, V-like truncated bottom and has belly flat air intake for engine. Wing has U-like extensions with swept fairings that form torsion box with suspension of three pitch control surfaces, central section with flaperons extending to wing nacelles and deflecting swept end sections mounted on nacelles. Top surfaces of tail and wing boards are coated with heat-resistant heat-absorbing material to reduced infrared radiation.

EFFECT: increased lifting capacity and flight range.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных и пилотируемых реактивных самолетов с крылом изменяемой геометрии и трехдвигательной конвертируемой силовой установкой, обеспечивающие возможность преобразования полетной конфигурации со сверхзвукового самолета в самолет с большими сверхзвуковыми скоростями соответственно с двухкилевым и четырехкилевым оперением как аэродромного, так и, по необходимости, корабельного базирования.The invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used in the construction of unmanned and manned jet aircraft with a variable geometry wing and a three-engine convertible power plant, which make it possible to convert the flight configuration from a supersonic aircraft to an aircraft with high supersonic speeds with two-wing and four-wing plumage, respectively, as an aerodrome and, if necessary, ship-based.

Известен сверхманевренный сверхзвуковой самолет мод. С-37 «Беркут» ОКБ «им. Сухого» (Россия) [1 стр.523], выполненный по схеме «утка» в интегральной компоновке с двумя поверхностями управления тангажом - цельноповоротное переднее горизонтальное оперение и флаппероны крыла обратной стреловидности, в корневых частях которого смонтированы стреловидные наплывы, плавно переходящие от крыла к фюзеляжу, имеет силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных, расположенные в гондолах между хвостовых балок, двухкилевое оперение с небольшими горизонтальными стабилизаторами, смонтированное по внешним бортам последних и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой и главными опорами.Known super maneuverable supersonic aircraft mod. S-37 "Golden Eagle" OKB "them. Sukhoi ”(Russia) [1 p. 523], made according to the“ duck ”scheme in an integral layout with two pitch control surfaces — a fully rotatable front horizontal tail and flapper wings of the reverse sweep wing, in the root parts of which there are mounted swept flows, smoothly passing from the wing to fuselage, has a power plant, including two turbojet two-circuit afterburning engines located in nacelles between the tail beams, two-fin plumage with small horizontal stabilizers, mounted An aerial on the outer sides of the latter and a three-leg wheeled chassis, retractable with a bow and main supports.

Признаки, совпадающие - наличие того, что он выполнен по схеме «утка» с двумя поверхностями управления тангажом, имеет цельноповоротное переднее горизонтальное оперение и флаппероны крыла обратной стреловидности, в корневых частях которого смонтированы стреловидные наплывы. Два турбореактивных двухконтурных двигателя с управляемым вектором тяги (УВТ), создающие на форсажном режиме при взлетном весе 34 т тяговооруженность до 0,911, расположены в гондолах, по внешним бортам которых смонтированы двухкилевое оперение с небольшими горизонтальными стабилизаторами.Signs that coincide - the presence of the fact that it is made according to the "duck" scheme with two pitch control surfaces, has a fully rotatable front horizontal plumage and flapper wings of the reverse sweep wing, in the root parts of which swept influxes are mounted. Two turbojet dual-circuit engines with a controlled thrust vector (UHT), which create a thrust-weight ratio of up to 0.911 in the afterburner mode with take-off weight of 34 tons, are located in nacelles, on the outer sides of which are mounted twin-tail units with small horizontal stabilizers.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консоли крыла обратной стреловидности при его размахе L_кр=16,7 м испытывают достаточные нагрузки на кручение, поэтому его конструкция на 90% выполнена из композиционных материалов, обеспечивающих достаточную жесткость на кручение, но позволяющие на высоте реализовать максимальную скорость его полета не более 2200 км/ч. Вторая - это то, что удлинение (λ) крыла обратной стреловидности составляет λ=4,98, и это весьма ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости полета и даже при такой значительной тяговооруженности. Третья - это то, что двухкилевое оперение имеет вертикальные кили, отклоненные наружу от плоскости симметрии под углом 3°, и не создают на больших сверхзвуковых скоростях достаточную устойчивость по крену, что приводит к необходимости увеличения размаха крыла обратной стреловидности и, следовательно, массы конструкции его планера.Reasons that impede the task: the first is that the consoles of the wing of the reverse sweep with its span L _cr = 16.7 m experience sufficient torsion loads, therefore its design is 90% made of composite materials providing sufficient torsional rigidity, but allowing at an altitude to realize the maximum speed of its flight no more than 2200 km / h. The second is that the elongation (λ) of the reverse sweep wing is λ = 4.98, and this greatly limits the possibility of a further increase in flight speed, even with such a significant thrust ratio. The third is that the two-fin plumage has vertical keels deflected outward from the symmetry plane at an angle of 3 ° and does not create sufficient roll stability at high supersonic speeds, which leads to the need to increase the wingspan of the reverse sweep and, therefore, its structural mass glider.

Известен стратегический сверхзвуковой самолет-разведчик мод. SR-71A фирмы «Локхид» (США) [1 стр.575], имеющий конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и по схеме «бесхвостка» с плавным сопряжением дельтовидного в плане крыла и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму и вдоль всей передней его части в продолжение крыла наплывы, смонтированные в корневых частях крыла, оснащенного трапециевидными концевыми частями, два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД), установленные в крыльевых гондолах, двухкилевое оперение, смонтированное на последних и трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой и главными опорами.Known strategic supersonic reconnaissance aircraft mod. SR-71A of Lockheed company (USA) [1 p.575], having a glider design made of titanium alloys and according to the tailless pattern with smooth conjugation of the deltoid wing and fuselage in plan, having a flat bottom shape and along its entire front parts in the continuation of the wing flows, mounted in the root parts of the wing, equipped with trapezoidal end parts, two turbojet dual-circuit engines (turbojet engines) installed in the wing gondolas, two-fin plumage mounted on the last and three-wheeled landing gear, retractable from nasal and main supports.

Признаки, совпадающие - наличие того, что дельтовидное в плане крыло, имеющее при его размахе L_кр=16,95 м удлинение λ=2,1 и тонкий профиль с относительной толщиной 3,2%, выполнено по задней его кромке с обратной стреловидностью, оснащено впереди крыла наплывами, плавно переходящими к фюзеляжу и увеличивающими несущую способность комбинации «крыло-фюзеляж», чему способствует плоская снизу форма фюзеляжа. Конструкция планера самолета на 95% состоит из титановых сплавов, вертикальное двухкилевое оперение, смонтированное на крыльевых гондолах, имеет кили, расположенные по отношению к плоскости симметрии внутрь под углом 15°. Силовая установка включает два ТРДД, смонтированные в крыльевых гондолах и создающие на форсажном режиме при взлетном его весе 77,11 т тяговооруженность до 0,382, обеспечивают на высоте 24,4 км максимальную скорость полета до 3608…3869 км/ч с дальностью его полета около 5 тыс. км.Signs that coincide - the presence of a deltoid wing in plan, having at its span L _cr = 16.95 m an elongation of λ = 2.1 and a thin profile with a relative thickness of 3.2%, is made along its rear edge with a reverse sweep, it is equipped in front of the wing with influxes that smoothly pass to the fuselage and increase the bearing capacity of the “wing-fuselage” combination, which is facilitated by the fuselage’s flat bottom shape. The airframe design consists of 95% titanium alloys, the vertical twin-tail plumage mounted on wing gondolas has keels located inward with respect to the plane of symmetry at an angle of 15 °. The power plant includes two turbojet engines mounted in wing nacelles and creating a thrust-weight ratio of up to 0.382 in the afterburner mode with its take-off weight, providing a maximum flight speed of up to 3608 ... 3869 km / h with a range of about 5 at 24.4 km thousand km

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дельтовидное в плане крыло без дополнительного непосредственного управления подъемной силой не обеспечивает способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и особенно уменьшения как дистанции, так и скорости взлета-посадки. Вторая - это то, что два ТРДД смонтированы в крыльевых гондолах, имеющих площадь миделя, почти сопоставимую с площадью миделя центральной части фюзеляжа, также не способствуют уменьшению аэродинамического сопротивления, снижению удельного расхода топлива и увеличению дальности полета, а при отказе одного из них увеличивается также и асимметричность горизонтальной тяги. Третья - это то, что трапециевидные концевые части крыла для увеличения его подъемной силы имеют значительную кривизну и крутку, что исключает оснащение его крыла, синхронно отклоняемыми в полете концевыми частями. Четвертая - это то, что вертикальное двухкилевое оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж самолета имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что значительно увеличивает массу его конструкции и, следовательно, предопределяет возможность только аэродромного его базирования.Reasons that impede the task: the first is that the deltoid wing in plan without additional direct control of the lift does not provide the ability to increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes and especially to reduce both the distance and the speed of takeoff and landing. The second is that two turbojet engines are mounted in wing nacelles having a midship area almost comparable to the midship area of the central part of the fuselage, also do not contribute to a decrease in aerodynamic drag, a decrease in specific fuel consumption and an increase in flight range, and if one of them fails, it also increases and asymmetry of horizontal traction. The third is that the trapezoidal end parts of the wing to increase its lifting force have significant curvature and twist, which excludes equipping its wing with end parts synchronously deflected in flight. The fourth is that the vertical twin-tail plumage does not provide longitudinal-transverse stability, and to improve this, the fuselage of the aircraft has an increased length of almost twice the wingspan, which significantly increases the mass of its structure and, therefore, determines the possibility of only its airfield base.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является многоцелевой самолет вертикального взлета и посадки (Россия) [2], имеющий планер из титановых сплавов с плавным сопряжением низкорасположенного крыла W-образной формы в плане и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму, и вдоль всей передней его части в продолжение крыла оснащен наплывами, силовую установку, крыльевые гондолы, трехопорное колесное шасси, убирающееся с носовой и главными опорами.Closest to the proposed invention is a multi-purpose aircraft for vertical take-off and landing (Russia) [2], having a glider of titanium alloys with smooth conjugation of a low wing W-shaped in plan and fuselage having a plane bottom shape, and along its entire front part in the continuation of the wing is equipped with influxes, a power plant, wing nacelles, a three-wheeled landing gear, retractable with the bow and main supports.

Признаки, совпадающие - наличие того, что составное в плане крыло, имеющее тонкий профиль с относительной толщиной 3,5%, выполнено с разновеликими консолями обратной и прямой стреловидности и оснащено впереди крыла наплывами, плавно переходящими к фюзеляжу и увеличивающими несущую способность комбинации «крыло-фюзеляж», чему способствует и плоская снизу форма фюзеляжа, конструкция планера на 95% выполнена из титановых сплавов, два газотурбинных его двигателя, установленные в крыльевых гондолах, создают взлетную тягу, вынесенной в кольцевых каналах трехвинтовой системой, и двухкилевое V-образное хвостовое оперение, смонтированное на гондолах.The signs are the same - the presence of the fact that the wing, which is composite in plan, has a thin profile with a relative thickness of 3.5%, is made with different consoles of reverse and direct sweep and is equipped with influx in front of the wing, smoothly transitioning to the fuselage and increasing the bearing capacity of the “wing- fuselage ”, which is facilitated by the flat bottom shape of the fuselage, the glider design is 95% made of titanium alloys, its two gas turbine engines installed in wing gondolas create take-off thrust carried out in the ring x channels with a three-screw system, and a two-keel V-shaped tail assembly mounted on gondolas.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что аэродинамическая схема «летающее крыло» с цельноповоротным стабилизатором без дополнительных поверхностей управления тангажом не обеспечивают способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и обеспечения непосредственного управления подъемной силой. Вторая - это то, что вертикальные кили V-образного хвостового оперения, отклоненные наружу, служат только для управления по направлению полета и поэтому не могут создавать при переходе на большие сверхзвуковые скорости достаточную устойчивость по рысканью и крену, что приведет к необходимости увеличения высоты килей и размаха его составного крыла в плане. Последнее весьма увеличит потери на балансировку и ограничит возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета.Reasons that impede the task: the first is that the flying wing aerodynamic design with an all-turning stabilizer without additional pitch control surfaces does not provide the ability to increase aerodynamic efficiency in all areas of flight conditions and provide direct control of the lift. The second one is that the vertical keels of the V-shaped tail unit, deflected outward, serve only to control the direction of flight and therefore cannot create sufficient stability along the yaw and roll when switching to high supersonic speeds, which will lead to the need to increase the height of the keels and the span of its compound wing in plan. The latter will greatly increase balancing losses and limit the possibility of further increasing the speed and range.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше многоцелевом самолете вертикального взлета и посадки повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов, решения на сверхзвуковых скоростях полета проблемы увеличения продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса крыла, уменьшения потерь на балансировку и удельного расхода топлива, достижения реального повышения скорости и дальности его полета.The proposed invention solves the problem in the above multi-purpose aircraft of vertical take-off and landing to increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes, to solve at supersonic flight speeds the problem of increasing the longitudinal inclination of the dive when shifting the aerodynamic focus of the wing backward, reducing balancing losses and specific fuel consumption, achieving a real increase in the speed and range of its flight.

Отличительным признаком предлагаемого изобретения от указанного выше известного многоцелевого самолета вертикального взлета и посадки, наиболее близкого к нему, является наличие того, что он выполнен по аэродинамической схеме «утка» с тремя поверхностями управления тангажом: передним горизонтальным оперением, флапперонами средней части крыла и цельноповоротными щитками, силовой установкой, включающей основной и два вспомогательных турбореактивных двухконтурных двигателя, и с упомянутым крылом изменяемой геометрии, с возможностью преобразования полетной конфигурации, планер снабжен кормовым и крыльевыми щитками, выполнен с близко расположенным передним горизонтальным оперением и цельноповортными щитками, расположенными по внешним бортам двух хвостовых балок для торможения, каждая из которых снабжена сверху килем хвостового оперения, наклоненным наружу от плоскости симметрии, фюзеляж имеет ромбовидную форму поперечного сечения, выполнен с усеченным V-образным низом, оснащен для основного двигателя подфюзеляжным плоским воздухозаборником, стенки которого повторяют аналогичные углы поверхностей фюзеляжа, углы стреловидности передней кромки консолей переднего горизонтального и каждого киля хвостового оперения, крыло имеет наплывы U-образной формы в плане со стреловидными обтекателями, создающими дополнительную несущую поверхность, образующими кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажом, среднюю часть с флапперонами до крыльевых гондол и отклоняемые стреловидные концевые части, смонтированные на гондолах с возможностью установки с положительным углом поперечного V, углы стреловидности передней кромки средней и концевых частей крыла повторяют аналогичные углы соответственно задней и передней кромок близко расположенного переднего горизонтального оперения и обеспечивают выполнения после поворота функции двух дополнительных килей с образованием четырехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшения устойчивости по тангажу, рысканию и крену, при этом верхние поверхности трапециевидных в плане кормового и крыльевых щитков, которые покрыты теплостойким материалом, поглощающим тепло, и расположены на конце соответствующей гондолы в продолжение нижней части с возможностью уменьшения инфракрасного излучения.A distinctive feature of the invention from the aforementioned well-known multi-purpose vertical take-off and landing aircraft closest to it is the fact that it is made according to the aerodynamic configuration “duck” with three pitch control surfaces: front horizontal tail, flappers of the middle part of the wing and all-turning flaps , a power plant, including the main and two auxiliary turbojet bypass engines, and with the said wing of variable geometry, with the possibility transformations of the flight configuration, the glider is equipped with aft and wing shields, is made with a closely spaced front horizontal tail and all-flap shields located on the outer sides of two tail beams for braking, each of which is equipped with a tail fin keel inclined outward from the plane of symmetry, the fuselage has a diamond-shaped cross-sectional shape, made with a truncated V-shaped bottom, equipped for the main engine with a dorsal flat air intake, the walls of which are similar angles of the fuselage surfaces rotate, sweep angles of the leading edge of the front horizontal consoles and each tail fin, the wing has U-shaped sagging in plan with swept fairings that create an additional bearing surface, forming a caisson with canopy nodes of three pitch control surfaces, the middle part with flappers to wing nacelles and deflectable arrow-shaped end parts mounted on nacelles with the possibility of installation with a positive transverse angle V, angles sweeps of the leading edge of the middle and end parts of the wing repeat the similar angles of the trailing and leading edges of the closely spaced anterior horizontal tail and ensure that after completing the function, two additional keels are formed with the formation of a four-keel glider in flight, providing a reduction in the focus shift of the wing backward, improving pitch stability, yaw and roll, while the upper surfaces are trapezoidal in terms of aft and wing shields, which are covered with a heat-resistant mat ialom absorbing heat, and are located on the respective end of the nacelle in the lower part continued to reduce a infrared radiation.

Благодаря наличию этих признаков осуществляется возможность программирования тяги двигателей силовой установки (СУ) и изменения геометрии крыла, позволяющие совмещать особенности сверхзвукового самолета с составным крылом W-образной формы в плане, двухкилевым хвостовым оперением и работающими одним основным или двумя вспомогательными ТРДД или самолета с большими сверхзвуковыми скоростями, имеющим три работающих ТРДД и наряду с двухкилевым хвостовым оперением и крыло обратной стреловидности с дополнительными на его концах килями оперения. При этом он выполнен по аэродинамической схеме «утка» в интегральной компоновке с тремя поверхностями управления тангажом: цельноповоротным передним горизонтальным оперением (ЦПГО), имеющим отрицательный угол поперечного V, флапперонами составного крыла в плане и цельноповоротными щитками, расположенными по внешним бортам хвостовых балок, снабженных каждая из них сверху килем хвостового оперения и между них кормовым щитком, расположенным в удалении от плоского сопла основного двигателя, смонтированного в гондоле над крылом. Конвертируемая силовая установка, включающая основной и два вспомогательных ТРДД, имеющих тяговые характеристики, которые соотносятся так, что если тяга основного двигателя составляет в пределах больше 51%, но меньше 58% от суммарной располагаемой тяги силовой установки, то тяга каждого вспомогательного двигателя - в пределах меньше 24,5%, но больше 21%. Это позволяет, меняя очередность работы ТРДД в соответствии с режимами полета и изменяя для этого его полетную конфигурацию, уменьшить балансировочное индуктивное сопротивление и оптимизировать эффективность крейсерского полета. Центральные корневые части крыла, смонтированные с фюзеляжем, имеющим ромбовидную форму поперечного сечения с V-образным низом, оснащены для основного двигателя подфюзеляжным плоским воздухозаборником, стенки которого повторяют аналогичные углы поверхностей фюзеляжа, и образующие с наплывами крыла, имеющими U-образную форму в плане со стреловидными обтекателями, кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажом. Вдоль хорд изломов составного крыла в плане размещены над крылом для вспомогательных двигателей крыльевые гондолы, по внешним бортам которых смонтированы отклоняемые вверх и обратно стреловидные концевые части крыла, изменяющие в полете его геометрию, выполнены с внешними флапперонами, используемыми и для управления, и торможения в качестве одного из трех воздушных тормозов совместно с цельноповоротными щитками и ЦПГО при повороте последнего вниз на угол -60°, снабжены возможностью синхронизации их отклонения вдоль внешних бортов крыльевых гондол так, что, отклоняясь вверх и уменьшая удлинение крыла, преобразуют, удваивая эффективную площадь вертикальных поверхностей путевой устойчивости, планер с четырехкилевым оперением. Все это позволяет на сверхзвуковых скоростях уменьшить сдвиг фокуса крыла назад, улучшить устойчивость по тангажу, рысканию и крену. Кроме того, используя в схеме «утка» полезный эффект (компенсация сдвига фокуса от сжимаемости воздуха) от близко расположенного ЦПГО с наплывами крыла и достаточную их эффективность на режимах взлета-посадки, усиленную сдувом пограничного слоя и суперциркуляцией, позволяют уменьшить потери на балансировку, а вопросы устойчивости и балансировки решать при использовании средств автоматики в управлении поворота ЦПГО на угол от -60° до +20°. При изменении числа М полета и геометрии крыла статический коэффициент усиления его автомата может программироваться так, что нейтральная центровка (приведенный фокус) самолета будет сохраняться постоянной или изменяться в соответствии с изменением его центровки. Например, автоматическая система устойчивости при транс- и сверхзвуковых скоростях программируется на минимальное балансировочное индуктивное сопротивление соответственно при неустойчивом и нейтрально устойчивом самолете схемы «утка». Для сохранения высокого аэродинамического балансировочного качества такого самолета в его компоновке используются ЦПГО и составное крыло W-образной формы в плане, имеющее положительный угол поперечного V его концевых частей, улучшающих сдув пограничного слоя с их носка и внешних флапперонов, повышают взлетно-посадочные характеристики, а также кормовой с крыльевыми сопловыми щитками, присоединяя внешние потоки воздуха к обтекаемым поверхностям щитков, улучшают устойчивость в продольном канале. Трапециевидные в плане кормовой и крыльевые щитки, верхние поверхности которых покрыты теплостойким материалом, поглощающим тепло, расположенные на конце каждой гондолы и в продолжение нижней ее части и прикрывающие снизу каждое плоское сопло соответственно основного и вспомогательных ТРДД, большей своей частью расположенных над крылом так, что их выхлопы в газовоздушном потоке, присоединенном с внешним потоком воздуха к обтекаемой поверхности соответствующих щитков, значительно улучшают устойчивость в продольном канале и уменьшают инфракрасное излучение основного и вспомогательных ТРДД, выхлопы которых ограничиваются и с боков соответственно двумя основными и двумя дополнительными килями четырехкилевого оперения. Все это позволяет, программируя тягу ТРДД конвертируемой СУ в соответствии с режимами полета и изменяя для этого геометрию крыла самолета, достигать возможности преобразования в полете его конфигурации со сверхзвукового самолета в самолет с большими сверхзвуковыми скоростями и обратно.Due to the presence of these signs, it is possible to program the thrust of the engines of the power plant (SU) and change the geometry of the wing, allowing you to combine the features of a supersonic aircraft with a composite wing of a W-shape in plan, a twin-tail tail and working one main or two auxiliary turbofan engines or aircraft with large supersonic speeds having three working turbofan engines and, along with a two-keel tail unit and a reverse sweep wing with additional keels op at its ends erenia. At the same time, it is made according to the “duck” aerodynamic scheme in an integrated layout with three pitch control surfaces: a fully rotatable front horizontal tail unit (TsPGO) having a negative transverse V angle, flappers of the compound wing in plan and all-rotary flaps located on the outer sides of the tail beams equipped with each of them is on top of the tail fin and between them a stern shield located at a distance from the flat nozzle of the main engine mounted in a nacelle above the wing. A convertible power plant, including the main and two auxiliary turbofan engines, with traction characteristics that are correlated so that if the thrust of the main engine is in the range of more than 51%, but less than 58% of the total available thrust of the power plant, then the thrust of each auxiliary engine is within less than 24.5%, but more than 21%. This allows, by changing the order of operation of the turbofan engine in accordance with flight modes and changing its flight configuration for this, to reduce the balancing inductance and optimize the efficiency of cruising flight. The central root parts of the wing, mounted with a fuselage having a diamond-shaped cross-section with a V-shaped bottom, are equipped for the main engine with a fuselage flat air intake, the walls of which repeat the similar angles of the surfaces of the fuselage, and forming with the influxes of the wing, having a U-shape in plan with swept radomes, caisson with canopy nodes of three pitch control surfaces. Along the chords of the kinks of the compound wing, wing gondolas are located above the wing for auxiliary engines, on the outer sides of which are mounted upward and backward swept end parts of the wing, changing its geometry in flight, made with external flappers used both for control and braking as one of the three air brakes, together with all-rotating flaps and CPGO when turning the latter downward at an angle of -60 °, are equipped with the ability to synchronize their deflection along the outer sides of the wings elevated gondolas so that, deviating upward and reducing the elongation of the wing, the four-keel glider is converted, doubling the effective area of the vertical surfaces of the track stability. All this makes it possible to reduce the focus shift of the wing backward at supersonic speeds, improve pitch, yaw and roll stability. In addition, using the “duck” scheme, a useful effect (compensation of the focus shift from air compressibility) from the closely located CPSC with the influx of the wing and their sufficient efficiency in take-off and landing regimes, enhanced by blowing of the boundary layer and supercirculation, can reduce balancing losses, and the issues of stability and balancing should be solved when using automation in controlling the rotation of the central heating and cooling facility at an angle from -60 ° to + 20 °. When changing the flight number M and the wing geometry, the static gain of its automaton can be programmed so that the neutral alignment (reduced focus) of the aircraft will be kept constant or change in accordance with a change in its centering. For example, an automatic stability system at trans- and supersonic speeds is programmed for a minimum balancing inductive reactance, respectively, for an unstable and neutrally stable aircraft of the duck circuit. To maintain the high aerodynamic balancing quality of such an aircraft, its layout uses a CPGO and a W-shaped composite wing in plan, having a positive transverse angle V of its end parts, which improve the blowing of the boundary layer from their nose and external flappers, increase take-off and landing characteristics, and also stern with wing nozzle shields, connecting external air flows to the streamlined surfaces of the shields, improve stability in the longitudinal channel. Trapezoidal in plan of the aft and wing shields, the upper surfaces of which are covered with heat-resistant material that absorbs heat, located at the end of each nacelle and throughout its lower part and covering from the bottom each flat nozzle of the main and auxiliary turbofan engines, for the most part, located above the wing so that their exhausts in a gas-air flow connected with an external air flow to the streamlined surface of the respective shields significantly improve stability in the longitudinal channel and reduce infrared radiation of the main and auxiliary turbofan engines, the exhaust of which is also limited from the sides by two main and two additional keels of the four-tail plumage, respectively. All this allows, by programming the thrust of a convertible SU in accordance with flight modes and changing the wing geometry for this, to achieve the possibility of converting its configuration in flight from a supersonic aircraft to an aircraft with high supersonic speeds and vice versa.

Предлагаемое изобретение многоцелевого сверхзвукового конвертируемого самолета (СКС) с изменяемой геометрией крыла и трехдвигательной конвертируемой СУ иллюстрируется общими видами, представленными на фиг.1 и 2.The present invention is a multi-purpose supersonic convertible aircraft (SCS) with variable wing geometry and a three-engine convertible SU is illustrated by the general views presented in figures 1 and 2.

На фиг.1 изображен многоцелевой СКС; общий вид спереди самолета в полетной конфигурации на больших сверхзвуковых скоростях с работающими в СУ тремя ТРДД, снабженного крылом обратной стреловидности и четырехкилевым оперением.Figure 1 shows a multi-purpose SCS; general front view of the aircraft in flight configuration at high supersonic speeds with three turbofan engines operating in the SU, equipped with a reverse sweep wing and four-keel plumage.

На фиг.2 изображен многоцелевой СКС; общий вид сверху самолета в полетной конфигурации при взлете-посадке и сверхзвуковом полете соответственно с работающими в СУ тремя и одним основным или двумя вспомогательными ТРДД, снабженного составным крылом W-образной формы в плане и двухкилевым оперением.Figure 2 shows the multi-purpose SCS; general top view of the aircraft in flight configuration during take-off and landing and supersonic flight, respectively, with three and one main or two auxiliary turbofan engines operating in the SU, equipped with a W-shaped integral wing in plan and two-keel plumage.

Многоцелевой сверхзвуковой конвертируемый самолет, представленный на фиг.1 и 2, имеет конструкцию планера, выполненную из титановых сплавов и с плавным сопряжением низкорасположенного составного крыла 1 W-образной формы в плане и фюзеляжа 2, снабжен стреловидными, синхронно отклоняемыми вверх и обратно, концевыми частями 3, изменяющие геометрию крыла 1, подфюзеляжным воздухозаборником 4 основного ТРДД и наплывами 5 со стреловидными обтекателями 6, смонтированными в корневых частях крыла 1. Его планер выполнен по аэродинамической схеме «утка» с близко расположенным его ЦПГО в интегральной компоновке с тремя поверхностями управления тангажом: ЦПГО 7, консоли которого смонтированы по правилу площадей с наплывами 5 и на концах последних с отрицательным углом поперечного V, флапперонами 8 средней части 9 крыла 1 и цельноповоротными щитками 10, расположенными по внешним бортам хвостовых балок 11, снабженных каждая из них сверху килем, отклоненным наружу, двухкилевого оперения 12 с рулями направления 13 и между них кормовым щитком 14 в конце фюзеляжа 2, снабженного в кормовой гондоле 15 над крылом 1 основным ТРДД (см. фиг.2). Центральные корневые части 16 крыла 1, смонтированные по правилу площадей с фюзеляжем 2, имеющим ромбовидную форму поперечного его сечения с V-образным его низом, с наплывами 5, имеющими U-образную форму в плане со стреловидными обтекателями 6, создающими с последними дополнительную несущую поверхность, образуют кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажом. Цельноповоротные щитки 10 имеют с кормовым щитком 14 совместную заднюю их кромку, параллельно расположенную задней кромке средней части 9 крыла 1. Вдоль хорд изломов составного крыла 1 в плане для вспомогательных двигателей размещены крыльевые гондолы 17, большая часть которых расположена над крылом, и по внешним их бортам смонтированы с положительным углом поперечного V и под углом (+ψ_кр) отклоняемые стреловидные концевые части 3 с внешними флапперонами 18, используемыми как для управления, так и торможения в качестве одного из трех воздушных тормозов совместно с цельноповоротными щитками 10 и ЦПГО 7 при повороте последнего вниз на угол -60°. Для удобства размещения на палубе (ангаре) и возможности эксплуатации на кораблях консоли ЦПГО 7 и стреловидные концевые части 3 складываются вверх. На концах хвостовых балок 11 могут располагаться отсеки с тормозными парашютами или под фюзеляжем 2 - тормозной гак. В конвертируемой СУ могут работать один основной или два вспомогательных или все три без форсажных ТРДД. В конструкции крыльевых гондол 17 для изменения площади горла их воздухозаборников 19 предусмотрено перемещение конусообразного центрального осесимметричного тела 20 вперед-назад. Вблизи передней части каждой крыльевой гондолы 17 для дополнительного всасывания или перепуска воздуха открываются дополнительные отверстия (на фиг.1 и 2 не показаны). Конструкция подфюзеляжного плоского воздухозаборника 4, стенки которого нижняя с верхней, боковые и V-образная в плане передняя часть повторяют соответственно аналогичные углы наклона соответствующих поверхностей фюзеляжа 1 и стреловидности передней кромки ЦПГО 7, обеспечивает устойчивую работу основного ТРДД в широком диапазоне скоростей и углов атаки. Автоматически регулируемый воздухозаборник 4, выполненный с подвижной рампой со щелями для слива пограничного слоя с ее плоскости, имеет верхнюю его часть с плоскостью для отсечения пограничного слоя воздуха с фюзеляжем 2 и створки перепуска воздуха. При изменении положения рампы изменяется не только площадь входа воздушного потока, но и система скачков, возникающих при сверхзвуковых скоростях на передних кромках воздухозаборника 4 и на отдельных участках подвижной рампы. При достижении сверхзвуковой скорости полета подвижная рампа, выполняющая роль входной ступени компрессора, и каждое центральное тело 20 снабжены возможностью автоматического сдвига, уменьшая площадь входа, отводят ударную волну от воздухозаборников 4 и 19 и входа в соответствующие ТРДД. В СУ истекающие из ТРДД продукты сгорания несколько охлаждаются подачей воздуха за их турбины и некоторого увеличения тяги благодаря подогреву воздуха, обтекающего сопла, и поглощаются теплостойкими трапециевидными в плане сопловыми щитками 14 и 21, расположенными снизу и позади плоских сопел соответственно основного и вспомогательных ТРДД, имеющих на конце теплопоглощающие кожухи, снижая тепловые нагрузки на стенки сопел, уменьшает инфракрасное излучение и уровень шума истекающих газов. При трансзвуковых скоростях полета СКС, не изменяя геометрии его крыла, используется в СУ два вспомогательных ТРДД и составное крыло 1 W-образной формы в плане, имеющее предкрылки 22 по всему его размаху. При сверхзвуковых скоростях полета СКС с работающим одним основным или тремя ТРДД в СУ возможность синхронного отклонения стреловидных концевых частей 3 вверх вдоль внешних бортов крыльевых гондол 17 (например, отклоняясь вверх с угла ψ_кр=6° на угол ψ_кр=75°) преобразует составное крыло 1 W-образной формы в плане в крыло обратной стреловидности 9 малого удлинения и двухкилевое оперение планера - в четырехкилевую схему планера, дополнительные кили 3 из которых, удваивающие эффективную площадь вертикальных поверхностей путевой устойчивости и имеющие равные углы стреловидности передней и задней кромок с двухкилевым оперением 12, расположены параллельно наклоненным наружу от плоскости симметрии килям последнего (см. фиг.1).The multipurpose supersonic convertible aircraft shown in Figs. 1 and 2 has a glider structure made of titanium alloys and with smooth conjugation of the low-lying composite wing 1 of the W-shaped plan and fuselage 2, equipped with arrow-shaped end parts that are synchronously deflected up and back. 3, changing the geometry of the wing 1, the ventral fuselage intake 4 of the main turbofan engine and the influx of 5 with arrow-shaped fairings 6 mounted in the root parts of the wing 1. Its glider is made according to the aerodynamic scheme "duck »With its close central control center in an integrated layout with three pitch control surfaces: central civil control center 7, whose consoles are mounted according to the rule of areas with influxes 5 and at the ends of the latter with a negative transverse angle V, flappers 8 of the middle part 9 of wing 1 and all-turning flaps 10 located on the outer sides of the tail beams 11, each equipped with a keel, tilted outward, of a two-tail plumage 12 with rudders 13 and between them with a stern shield 14 at the end of the fuselage 2, provided in the aft gondola 15 above wing 1 of the main turbofan engine (see figure 2). The central root parts 16 of wing 1, mounted according to the area rule with the fuselage 2, having a diamond-shaped cross-section with a V-shaped bottom, with sagging 5, having a U-shaped plan with swept fairings 6, which create an additional supporting surface with the latter , form a caisson with canopy nodes of three pitch control surfaces. The all-rotating flaps 10 have a rear flange with a rear flap 14, parallel to the rear edge of the middle part 9 of the wing 1. Along the chords of the kinks of the compound wing 1, wing gondolas 17 are located in the plan for auxiliary engines, most of which are located above the wing, and along their outer the sides are mounted with a positive transverse angle V and at an angle (+ ψ _cr ) deflectable arrow-shaped end parts 3 with external flappers 18, used both for control and braking as one of three air brakes together with all-turning shields 10 and TsPGO 7 when the latter is turned down by an angle of -60 °. For the convenience of placement on the deck (hangar) and the possibility of operating the ships, the TsSPGO 7 console and the arrow-shaped end parts 3 are folded up. At the ends of the tail beams 11 may be compartments with brake parachutes or under the fuselage 2 - brake hook. In a convertible control system one main or two auxiliary or all three without afterburning turbojet engines can work. The design of the wing nacelles 17 to change the throat area of their air intakes 19 provides for the movement of the cone-shaped central axisymmetric body 20 back and forth. Near the front of each wing nacelle 17, additional holes open for additional suction or bypass of air (not shown in FIGS. 1 and 2). The design of the fuselage flat air intake 4, the walls of which are lower from the upper, lateral and V-shaped front planes, respectively, repeat the same inclination angles of the corresponding surfaces of the fuselage 1 and the sweep of the front edge of the CPGO 7, ensures stable operation of the main turbofan engine in a wide range of speeds and angles of attack. Automatically adjustable air intake 4, made with a movable ramp with slots for draining the boundary layer from its plane, has its upper part with a plane for cutting off the boundary layer of air with the fuselage 2 and the air bypass flap. When changing the position of the ramp, not only the airflow inlet area changes, but also the system of jumps that occur at supersonic speeds at the leading edges of the air intake 4 and in individual sections of the movable ramp. Upon reaching supersonic flight speed, the movable ramp, which acts as an input stage of the compressor, and each central body 20 are equipped with the ability to automatically shift, reducing the entrance area, deflect the shock wave from the air intakes 4 and 19 and the entrance to the corresponding turbofan engines. In the control system, the combustion products flowing from the turbojet engine are somewhat cooled by the air supply for their turbines and some increase in traction due to the heating of the air flowing around the nozzle, and are absorbed by the heat-resistant trapezoidal nozzle shields 14 and 21 located below and behind the flat nozzles of the main and auxiliary turbofan engines, respectively at the end, heat-absorbing casings, reducing heat loads on the nozzle walls, reduces infrared radiation and the noise level of the outgoing gases. At transonic flight speeds of the SCS, without changing the geometry of its wing, two auxiliary turbofan engines are used in the control system and a composite wing 1 is W-shaped in plan, having slats 22 over its entire span. At supersonic flight speeds, an SCS with one main or three turbofan engines operating in a control system, the possibility of synchronously deflecting the arrow-shaped end parts 3 upward along the outer sides of the wing nacelles 17 (for example, deviating upward from the angle ψ _cr = 6 ° to the angle ψ _cr = 75 °) will transform the composite wing 1 W-shaped in plan into the wing of the reverse sweep 9 of small elongation and two-wing plumage of the airframe - in the four-wing airframe of the airframe, 3 additional keels of which double the effective area of the vertical surfaces of the track stability and having equal sweep angles of the leading and trailing edges with a two-keel tail 12, are located parallel to the keels of the latter, tilted outward from the plane of symmetry (see FIG. 1).

Многоцелевой СКС в модификации беспилотного СКС-разведчика может быть снабжен автоматическим разведывательным и регистрирующим оборудованием. Для размещения оптико-электронной, радиотехнической и разведывательной его аппаратуры: средне- и длиннофокусная аэрофотокамеры для боковой перспективной съемки с высокой разрешающей способностью, телевизионная и инфракрасная системы для видовой разведки с системой передачи данных в реальном масштабе времени и широкополосного передатчика с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу предусмотрены отсеки в передней части фюзеляжа. Причем в состав данного оборудования могут входить и автоматический радиопеленгатор, автопилот, а также системы радиоэлектронной борьбы с пассивными и активными средствами. Бортовая система управления, включающая основную систему управления, оснащена в случае отказа последней и вспомогательной системой управления, обеспечивающей автоматический возврат его в точку взлета по активизированному маршруту, заранее занесенному в ее оперативную память. Убирающееся трехопорное колесное шасси с носовой опорой и колесом убирается в подфюзеляжный воздухозаборник, главные опоры с колесами - в центроплан (на фиг.1 и 2 не показаны).Multipurpose SCS in the modification of unmanned SCS reconnaissance can be equipped with automatic reconnaissance and recording equipment. For placement of optical-electronic, radio-technical and reconnaissance equipment: medium- and long-focus aerial cameras for lateral perspective shooting with high resolution, television and infrared systems for view reconnaissance with a real-time data transmission system and a broadband transmitter with an antenna for transmitting images via The television radio channel has compartments in the front of the fuselage. Moreover, the composition of this equipment may also include an automatic direction finder, an autopilot, as well as electronic warfare systems with passive and active means. The on-board control system, including the main control system, is equipped in the event of a failure of the last and auxiliary control system, which ensures its automatic return to the take-off point along an activated route, previously stored in its RAM. A retractable three-leg wheeled chassis with a nose support and a wheel retracts into the ventral air intake, the main bearings with wheels - into the center section (not shown in Figs. 1 and 2).

Управление многоцелевым СКС при взлете-посадке и при трансзвуковых скоростях полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей 7, 8, 10, 13 и 18. Для соответствующего взлета и посадки на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса, убирающегося шасси. При этом подъемная сила создается составным крылом 1 в плане и развитым близкорасположенным ЦПГО 7, горизонтальная реактивная тяга - тремя ТРДД. Причем три поверхности управления тангажом позволяют совместно реализовать значительную маневренность. Составное крыло 1 в плане большой площади в комбинации с развитым ЦПГО 7 и цельноповоротными щитками 10 позволяют при взлете значительно уменьшить длину разбега. Поскольку прирост подъемной силы от ЦПГО 7 на режимах взлета будет значительно больше (примерно в два раза) за счет большого момента от ЦПГО и соответствующего ему большого отклонения флапперонов 8, 18 и щитков 10. Причем при транс- и сверхзвуковых режимах полета расположенные сзади мотогондол 15 и 17 трех ТРДД кормовой 14 и крыльевые 21 щитки улучшают устойчивость в продольном канале. После взлета и набора высоты производится с транс- и сверхзвуковой скоростью горизонтальный полет, при котором работает в СУ два вспомогательных и затем один главный ТРДД и путевое управление обеспечивается рулями направления 13 двухкилевого оперения 12 (см. фиг.2). Продольное и поперечное управление может осуществляться отклонением соответственно рулевых поверхностей - ЦПГО 7 (флапперонов 8 или щитков 10) и дифференциальным - внешних флапперонов 18, (флапперонов 8).Management of multi-purpose SCS during take-off and landing and at transonic flight speeds is provided by the deviation of the steering surfaces 7, 8, 10, 13 and 18. For the corresponding take-off and landing on the ground (ship deck) wheels are used, retractable landing gear. At the same time, the lifting force is created by the composite wing 1 in the plan and the developed close-located CPSC 7, the horizontal jet thrust by three turbofan engines. Moreover, three pitch control surfaces make it possible to jointly implement significant maneuverability. The composite wing 1 in terms of a large area in combination with the developed TsPGO 7 and all-turning flaps 10 allow to significantly reduce the take-off length during take-off. Since the increase in the lifting force from TsSPGO 7 during take-off modes will be much more (about two times) due to the large moment from the TsSPGO and the corresponding large deviation of the flappers 8, 18 and shields 10. Moreover, in trans- and supersonic flight modes located behind the nacelles 15 and 17 three turbofan engines aft 14 and wing 21 shields improve stability in the longitudinal channel. After take-off and climb, a horizontal flight is made with trans- and supersonic speeds, at which two auxiliary and then one main turbofan engines operate in the SU and the directional control is provided by rudders 13 of the twin-tail unit 12 (see Fig. 2). Longitudinal and lateral control can be carried out by deflecting the steering surfaces, respectively, of the central control gear 7 (flappers 8 or flaps 10) and differential, of the external flappers 18, (flappers 8).

После набора соответствующей высоты полета и на сверхзвуковых скоростях (при работе одного главного ТРДД) концевые части 3 крыла, синхронно поворачиваясь вверх на угол 69° (пикирующий или кабрирующий момент парируется отклонением вверх или вниз щитков 10), образуют крыло обратной стреловидности 9 и четырехкилевое оперение, внешние кили 3 которого, удваивающие эффективную площадь вертикальных килей, улучшают устойчивость по тангажу, крену и рысканию, которая особенно уменьшается при данных скоростях. Для повышения скорости полета в его СУ включаются все три ТРДД и производится полет на больших сверхзвуковых скоростях (с числом М>3). Поскольку в конвертируемой СУ удельный расход топлива может изменяться в более широких пределах, чем потери в самой СУ, то это обстоятельство используется, чтобы оптимизировать ее конструкцию и удельный расход топлива. Потому что для ТРДД, при прочих равных условиях, удельный расход топлива увеличивается при уменьшении тяги и особенно в разы при использовании форсажной камеры. Поэтому программируемость СУ позволяет оптимизировать эффективность крейсерского полета путем соответствующей очередности работы двигателей: работает два, один или три ТРДД, используемые в полете на транс- и сверхзвуковых или больших сверхзвуковых скоростях, будут работать на режиме, близком к максимальному и, следовательно, будут иметь низкий удельный расход топлива, что и обеспечит большую дальность сверхзвукового полета, при котором путевое управление осуществляется рулями направления 13 и 18 соответственно килей 12 и 3. Продольное и поперечное управление может осуществляться отклонением соответственно рулевых поверхностей - ЦПГО 7 (щитков 10) и дифференциальным - флапперонов 8 (см. фиг.1 и 2). Развитые ЦПГО 7 и U-образные в плане наплывы 5 со стреловидными обтекателями 6, изменяющие и характер обтекания хвостовой части фюзеляжа 2, создавая вихри, при этом увеличивается и относительный объем воздуха, обтекающего четырехкилевое оперение, вследствие чего повышают и путевую устойчивость. Кроме того, наплывы 5 создают дополнительную подъемную силу и их эффективность как несущих поверхностей, достигается максимум в полете с большими сверхзвуковыми скоростями, когда подъемная сила требуется главным образом для того, чтобы парировать тенденцию к увеличению продольного наклона на пикирование при смещении назад аэродинамического фокуса и для уменьшения сопротивления от балансировки. Дополнительная подъемная сила от них создается у передней части фюзеляжа 2, это позволяет, повышая аэродинамическое качество, не отклонять вверх флаппероны 8 средней части 9 крыла, а достаточно уменьшая потери на балансировку, небольшого отклонения вверх щитков 10. Для достижения на сверхзвуковых скоростях необходимых и безопасных летных характеристик в его в гидравлической и топливной системах максимально применены паяные их соединения. Для предотвращения в полете воспламенения топлива при его заправке системы топливом удаляют из него кислород и надувают его топливные баки азотом.After gaining the appropriate flight altitude and at supersonic speeds (with the operation of one main turbofan engine), the wing end parts 3, synchronously turning upward at an angle of 69 ° (diving or cabling moment is counterbalanced by deflecting upward or downward flaps 10), form a backward sweep wing 9 and a four-winged tail whose outer keels 3 of which double the effective area of the vertical keels, improve pitch, roll and yaw stability, which is especially reduced at given speeds. To increase the flight speed, all three turbofan engines are included in its control system and a flight is performed at high supersonic speeds (with the number M> 3). Since the specific fuel consumption in a convertible control system can vary within wider limits than the losses in the control system itself, this circumstance is used to optimize its design and specific fuel consumption. Because for turbofan engines, ceteris paribus, specific fuel consumption increases with a decrease in traction and especially at times when using an afterburner. Therefore, the programmability of the SU makes it possible to optimize the efficiency of cruising flight by the appropriate sequence of engine operation: two, one or three turbofan engines are used, used in flight at trans- and supersonic or high supersonic speeds, will operate at a mode close to maximum and, therefore, will have a low specific fuel consumption, which will ensure a long range of supersonic flight, in which directional control is carried out by rudders 13 and 18, respectively, of keels 12 and 3. Longitudinal and operechnoe can be controlled deflection control surfaces respectively - CSSC 7 (flaps 10) and a differential - flapperonov 8 (see Figures 1 and 2.). Developed CPSC 7 and U-shaped inward planes 5 with swept fairings 6, which change the nature of the flow around the rear of the fuselage 2, creating vortices, while the relative volume of air flowing around the four-winged plumage also increases, thereby increasing track stability. In addition, the influx 5 creates additional lifting force and their effectiveness as bearing surfaces, is achieved maximum in flight with high supersonic speeds, when the lifting force is required mainly in order to counter the tendency to increase the longitudinal inclination of the dive when shifting the aerodynamic focus backward and decrease resistance from balancing. An additional lifting force from them is created at the front of the fuselage 2, which allows, while increasing aerodynamic quality, not to flap up the flappers 8 of the middle part 9 of the wing, but rather reduce the loss of balancing, a slight upward deflection of the flaps 10. To achieve the necessary and safe supersonic speeds flight characteristics in it in hydraulic and fuel systems, their soldered joints are used to the maximum. To prevent ignition of the fuel during the flight, when it is refueling, the system removes oxygen from it and inflates its fuel tanks with nitrogen.

Таким образом, многоцелевой СКС, имеющий трехдвигательную СУ и W-образной формы в плане крыло изменяемой геометрии, позволяют, программируя тягу конвертируемой СУ в соответствии с режимами полета и изменяя для этого его полетную конфигурацию, достигать высокого аэродинамического качества и взлетно-посадочных характеристик, большого уровня безопасности и высокой степени наработки на отказ двигателей. В конструкции его планера широко используются щитки, наплывы и обтекатели для обеспечения достаточной устойчивости и уменьшения сопротивления от балансировки на различных режимах полета. Кроме того, объединение аэродинамических обводов конструкции его планера в интегральную компоновку с тремя поверхностями управления тангажом и выполнение его крыла с ламинизированным профилем предопределяют возможность уменьшения на 30% лобового сопротивления и увеличения критической скорости дивергенции крыла обратной стреловидности, что создает возможность достижения больших сверхзвуковых скоростей (с числом М>3) на высоте полета не ниже 18 км. При этом с учетом требований по малой заметности его компоновка имеет ряд основных особенностей: углы стреловидности передней кромки средней и концевых частей крыла повторяют соответственно углы стреловидности задней и передней кромок ЦПГО, и углы наклона основных и дополнительных килей наружу также равны между собой, но и их стреловидности и передней и задней кромок всех четырех килей имеют аналогичные равные углы. Это направлено на уменьшение радиолокационного сечения и, следовательно, может позволить уменьшить эффективную площадь рассеивания и в конфигурации его планера с четырехкилевым оперением. В качестве основного конструкционного материала планера может быть применен титан и титановые сплавы в виде панелей с сотовым заполнителем. Очевидно то, что, выполнив планер такого СКС с покрытием его поверхностей радиопоглощающими материалами, это позволит реализовать возможность его малозаметности в радиолокационном, инфракрасном и визуальном диапазонах, но и предусмотреть в блочно-модульной его конструкции варианты исполнений, например, беспилотного СКС-разведчика, одноместных СКС-перехватчика и сверхманевренного СКС. В СУ последнего отсутствуют сопловые щитки двигателей и используются основной ТРДД с форсажной камерой и два вспомогательных - с УВТ, повышающие маневренность, но при этом создающие и явное увеличение инфракрасного излучения. Причем вначале, помимо чисто технической возможности, могут быть проведены исследования по созданию в первую очередь легкого беспилотного СКС. Это может иметь и важное практическое значение для отработки на нем преобразуемой полетной конфигурации и конвертируемой СУ, поскольку он может являться концептуальным прототипом других СКС. Следует заметить, что, применяя в такой СУ СКС соотношения нижнего 51% и верхнего 24,5% пределов тяги основного и вспомогательных ТРДД (с соответствующей их тяговооруженностью 0,262+0,252), можно достичь сверхзвуковых и больших сверхзвуковых скоростей полета.Thus, a multi-purpose SCS having a three-engine SU and a W-shaped wing with a variable geometry, allow programming the thrust of a convertible SU in accordance with flight modes and changing its flight configuration for this, to achieve high aerodynamic quality and takeoff and landing characteristics, large safety level and high MTBF. In the design of its airframe, shields, inflows and fairings are widely used to ensure sufficient stability and reduce drag from balancing in various flight modes. In addition, the combination of the aerodynamic contours of the airframe structure into an integrated layout with three pitch control surfaces and the implementation of its wing with a laminated profile determine the possibility of a 30% reduction in drag and an increase in the critical speed of divergence of the reverse sweep wing, which makes it possible to achieve high supersonic speeds (with number M> 3) at a flight altitude of at least 18 km. At the same time, taking into account the requirements for low visibility, its layout has a number of main features: the sweep angles of the leading edge of the middle and end parts of the wing repeat the sweep angles of the trailing and leading edges of the CPGO, and the angles of inclination of the main and additional keels to the outside are also equal to each other, but their sweeps and the leading and trailing edges of all four keels have similar equal angles. This is aimed at reducing the radar cross section and, therefore, can reduce the effective area of dispersion in the configuration of its airframe with a four-wing plumage. As the main structural material of the airframe, titanium and titanium alloys in the form of panels with a honeycomb core can be used. It is obvious that, having performed a glider of such an SCS with a coating of its surfaces with radar absorbing materials, this will make it possible to make it inconspicuous in the radar, infrared and visual ranges, but also provide for options in its modular design, for example, unmanned SCS reconnaissance, single SCS-interceptor and super-maneuverable SCS. In the SU of the latter there are no nozzle plates for the engines and the main turbofan engine with afterburner and two auxiliary ones with UVT are used, which increase maneuverability, but at the same time create a clear increase in infrared radiation. Moreover, in the beginning, in addition to purely technical feasibility, studies can be carried out to create primarily a light unmanned SCS. This can also be of great practical importance for working out on it a convertible flight configuration and a convertible control system, since it can be a conceptual prototype of other SCS. It should be noted that by applying the ratios of the lower 51% and upper 24.5% of the thrust limits of the main and auxiliary turbojet engines (with their respective thrust-weight ratio of 0.262 + 0.252) in such SC SCS, it is possible to achieve supersonic and high supersonic flight speeds.

Поэтому одним из самых положительных факторов применения программирования тяги конвертируемой СУ и изменения геометрии крыла W-образной формы в плане и даже в конструкции пассажирских самолетов является то, что использование соотношений нижнего 51% и верхнего 24,5% пределов тяги основного и вспомогательных ТРДД (с соответствующей их тяговооруженностью 0,208+0,20), например, в деловых СКС (с пассажировместимостью 17 и 47 человек и суммарной взлетной тягой СУ 8500 и 24900 кгс соответственно) позволит достичь дальности до 7800 км и скорости их полета, соответствующие числу М=3. В дальнейшем с созданием газотурбинных прямоточных двигателей изменяемого цикла, которые как минимум на 20% экономичнее современных ТРДД, обеспечивающих сверхзвуковой полет, позволит в перспективе использовать их в многоцелевых СКС нового поколения со скоростями, соответствующими числу М=4,5 и с дальностью полета до 12…14 тыс. км.Therefore, one of the most positive factors in applying the convertible SU thrust programming and changing the geometry of the W-shaped wing in terms of and even in the design of passenger aircraft is that the use of the ratios of the lower 51% and upper 24.5% of the thrust limits of the main and auxiliary turbofan engines (with their respective thrust-weight ratio of 0.208 + 0.20), for example, in business SCS (with passenger capacity of 17 and 47 people and total take-off thrust of SU 8500 and 24900 kgf respectively) will allow reaching a range of up to 7800 km and their flight speed, respectively favoring the number M = 3. In the future, with the creation of variable-speed gas turbine direct-flow engines, which are at least 20% more economical than modern turbofan engines providing supersonic flight, it will be possible in the future to use them in multi-purpose SCS of a new generation with speeds corresponding to the number M = 4.5 and with a flight range of up to 12 ... 14 thousand km.

Claims

Многоцелевой сверхзвуковой конвертируемый самолет, имеющий планер из титановых сплавов с плавным сопряжением низкорасположенного крыла W-образной формы в плане и фюзеляжа, имеющего плоскую снизу форму и вдоль всей передней его части в продолжение крыла, оснащенного наплывами, силовую установку, крыльевые гондолы, трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой и главными опорами, отличающийся тем, что он выполнен по аэродинамической схеме «утка» с тремя поверхностями управления тангажом: передним горизонтальным оперением, флапперонами средней части крыла и цельноповоротными щитками, силовой установкой, включающей основной и два вспомогательных турбореактивных двухконтурных двигателя, и с упомянутым крылом изменяемой геометрии, с возможностью преобразования полетной конфигурации, планер снабжен кормовым и крыльевыми щитками, выполнен с близко расположенным передним горизонтальным оперением и цельноповоротными щитками, расположенными по внешним бортам двух хвостовых балок для торможения, каждая из которых снабжена сверху килем хвостового оперения, наклоненными наружу от плоскости симметрии, фюзеляж имеет ромбовидную форму поперечного сечения, выполнен с усеченным V-образным низом, оснащен для основного двигателя подфюзеляжным плоским воздухозаборником, стенки которого повторяют аналогичные углы поверхностей фюзеляжа, углы стреловидности передней кромки консолей переднего горизонтального оперения и каждого киля хвостового оперения, крыло имеет наплывы U-образной формы в плане со стреловидными обтекателями, создающими дополнительную несущую поверхность, образующими кессон с узлами навеса трех поверхностей управления тангажем, среднюю часть с флапперонами до крыльевых гондол и отклоняемые стреловидные концевые части, смонтированные на гондолах с возможностью установки с положительным углом поперечного V, углы стреловидности передней кромки средней и концевых частей крыла повторяют аналогичные углы соответственно задней и передней кромок близко расположенного переднего горизонтального оперения и обеспечивают выполнение после поворота функции двух дополнительных килей с образованием четырехкилевой схемы планера в полете, обеспечивая уменьшение сдвига фокуса крыла назад, улучшение устойчивости по тангажу, рысканию и крену, при этом верхние поверхности трапециевидных в плане кормового и крыльевых щитков, которые покрыты теплостойким материалом, поглощающим тепло, и расположены на конце соответствующей гондолы в продолжение нижней части с возможностью уменьшения инфракрасного излучения. A multipurpose supersonic convertible aircraft having a titanium alloy glider with smooth conjugation of a low-lying W-shaped wing in plan and a fuselage having a flat bottom shape and along the entire front of it along the wing, equipped with an influx, power plant, wing gondolas, three-support retractable wheeled landing gear with nose and main supports, characterized in that it is made according to the aerodynamic configuration "duck" with three pitch control surfaces: front horizontal tail, flapper with the middle part of the wing and all-turning flaps, a power plant including the main and two auxiliary turbojet dual-circuit engines, and with the aforementioned wing of variable geometry, with the possibility of converting the flight configuration, the glider is equipped with aft and wing flaps, made with a closely spaced front horizontal tail and all-turning flaps located on the outer sides of two tail booms for braking, each of which is equipped with a tail fin keel, are inclined and out of the plane of symmetry, the fuselage has a diamond-shaped cross-sectional shape, is made with a truncated V-shaped bottom, is equipped with a dorsal flat air intake for the main engine, the walls of which repeat the same angles of the fuselage surfaces, the sweep angles of the front edge of the front horizontal tail units and each tail fin , the wing has U-shaped sagging in plan with swept fairings creating an additional bearing surface, forming a caisson with canopy nodes and the three pitch control surfaces, the middle part with flappers to the wing nacelles and deflectable arrow-shaped end parts mounted on the nacelles with the possibility of installation with a positive transverse V angle, the sweep angles of the leading edge of the middle and wing ends repeat the same angles of the trailing and leading edges of the closely spaced the front horizontal plumage and ensure the execution after rotation of the function of two additional keels with the formation of a four-keel glider circuit in in flight, providing a reduction in the focus shift of the wing back, improving stability in pitch, yaw and roll, while the upper surfaces are trapezoidal in terms of the stern and wing shields, which are covered with heat-resistant material that absorbs heat, and are located on the end of the corresponding nacelle in the continuation of the lower part with the possibility reduce infrared radiation.